Способ изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата и устройство для его осуществления

Способ изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата и устройство для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу крыльев дозвуковых летательных аппаратов.

Наиболее близким к заявленному техническому решению, в частности, по изменению подъемной силы самолета является устройство газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата (патент РФ № 2148179, опубл. 27.04.2000 г.). В конструкцию устройства входит двигатель, канал воздухозаборника, канал выхлопных газов двигателя, рулевая поверхность, удлинительная труба двигателя, которая служит каналом подвода выхлопных газов к рулевой поверхности. При этом к удлинительной трубе организован подвод воздуха с более низкой температурой, чем выхлопные газы двигателя. Недостатком указанной системы газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата является то, что она недостаточно эффективна для решения задачи существенного увеличения подъемной силы, в частности дозвуковых самолетов, так как срез (выходное сечение) выхлопного сопла двигателя располагается у задней кромки крыла, а поток газа, истекающий из сопла, сложно развернуть и направить на крыло к передней кромке. Сложно также обеспечить охлаждение большой массы выхлопных газов. Такого рода обдув несущих плоскостей в высокоскоростном потоке в течение длительного времени сложно организовать, да и он существенно не повлияет на величину подъемной силы, а реализация обдува затруднена из-за малой плотности воздуха на высотах около 10 км.

Изобретение направлено на решение задачи изменения подъемной силы дозвукового летательного аппарата в широких пределах, в частности, на решение задачи увеличения подъемной (поперечной) силы на 25-30%.

Технический результат состоит в том, что появляется возможность практически мгновенного увеличения подъемной силы на всех режимах полета летательного аппарата. Кроме увеличения подъемной (поперечной) силы несущих плоскостей появляется возможность создания крена или изменения высоты полета с использованием только несущих плоскостей, то есть без применения сложных механических или иных систем тяг.

Кроме того, техническое решение позволяет в случае его применения для носовой части летательного аппарата формировать усилие, тормозящее летательный аппарат в любых режимах полета.

Технический результат достигается тем, что в способе изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, заключающемся в отборе разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к поверхностям летательного аппарата, производят локальный выдув с дозвуковой скоростью, но меньшей скорости дозвукового внешнего набегающего потока, струи, разогретой до температуры, отличной от температуры набегающего воздушного потока, и температуры пограничного слоя этого потока, смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на нижней и/или верхней частях крыла летательного аппарата или на фюзеляже в пограничный слой обтекающего их воздушного потока, вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его со сверхзвуковой скоростью через сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, от передней кромки крыла, например, по нижней части крыла в направлении хорды крыла, перекрывая высокоскоростным потоком воздуха с числом Маха больше 0,7 выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки на участках полетной трассы.

Кроме того, выполнение крена и изменение высоты полета летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей несущих плоскостей летательного аппарата.

Кроме того, выполнение крена и изменение высоты полета летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей несущих плоскостей летательного аппарата в созданный плоскими соплами сверхзвуковой или высокоскоростной дозвуковой поток воздуха.

Технический результат достигается также тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, содержащем фюзеляж, по меньшей мере, одну двигательную установку, имеющую топливную систему, крыло и управляющие профили, двигательная установка выполнена с возможностью отбора воздуха и получения смеси воздуха и продуктов сгорания топлива и соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на поверхностях крыла и управляющих профилей летательного аппарата, а на передней кромке крыла и/или на носу фюзеляжа в нижней их части расположены сверхзвуковые сопла, а в верхней их части дозвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, предназначенные для выдува воздуха и взаимодействия с соответствующими зонами локального выдува упомянутой смеси, наружные поверхности которых расположены на уровне поверхности крыла или фюзеляжа.

Кроме того, зоны локального выдува выполнены в виде проницаемых пористых вставок.

Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены параллельно передней кромке крыла рядами, один за другим.

Кроме того, в случае большого угла стреловидности проницаемые пористые вставки размещены вдоль размаха крыла рядами, один за другим, перпендикулярно хорде крыла и направлению набегающего воздушного потока.

Кроме того, выходное сечение сверхзвуковых сопел перпендикулярно плоскости расположения наружных поверхностей вставок, а плоские корпуса сопел расположены вплотную к нижней поверхности крыла.

Кроме того, в случае большого угла стреловидности сопла для создания сверхзвуковых и высокоскоростных дозвуковых струй расположены отдельными секциями перпендикулярно хорде крыла.

Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой и параллельно ей выполнена прямоугольная щель для разрыва и возобновления пограничного слоя.

Кроме того, между проницаемыми пористыми вставками и прилегающей поверхностью крыла установлена экранно-вакуумная изоляция.

Таким образом, применение перекрытия искусственно созданными сверхзвуковыми или высокоскоростными дозвуковыми (число Маха больше 0,7) воздушными потоками зон локального выдува дозвуковых газовых струй позволяет решить указанную задачу и достичь заявленного технического результата. Это дает возможность увеличить коммерческую нагрузку дозвуковых самолетов или снизить расход топлива или увеличить дальность коммерческого перелета, а также расширить возможности для маневрирования летательными аппаратами и повысить безопасность полетов.

Предлагаемое техническое решение основано на известном теоретическом положении, согласно которому при локальном выдуве разогретого газа в холодный набегающий сверхзвуковой поток в соответствии с уравнением обращения воздействия Л.А.Вулиса (см., напр., Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969 г., стр.188-189) происходит торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, струя выдуваемого газа является препятствием для набегающего потока, и перед струей возникает косой скачок уплотнения, при переходе через который сверхзвуковой поток изменяет направление движения. В результате этого геометрического воздействия возникает дополнительный импульс силы давления, которая передается на поверхность крыла. Дозвуковая поперечная струя разогретого газа со скоростью, меньшей скорости обтекающего профили воздушного потока, выдуваемого через проницаемые пористые вставки, является также препятствием для высокоскоростного дозвукового (число Маха больше 0,7) набегающего потока, который интенсивно тормозится в соответствии с особенностями изоэнтропических течений, а повышенная температура выдуваемого газа делает это препятствие более жестким. В результате давление газа в области выдува значительно повышается. Повышение давления в области локального тепломассоподвода может привести к отрыву потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию местной отрывной зоны, что обусловливает усиление геометрического воздействия на сверхзвуковой или высокоскоростной дозвуковой поток и дальнейшее повышение давления. Интенсивность торможения потока возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности крыла по дозвуковой части пограничного слоя. Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. Сформировавшаяся вследствие этого поперечная сила, действующая на нижнюю поверхность крыла, при неизменной силе давления на ее верхнюю поверхность оказывается значительной и может в несколько раз превысить силу давления на нижнюю поверхность при отсутствии локального выдува газа в сверхзвуковые или высокоскоростные дозвуковые струи воздуха. Это и является причиной увеличения подъемной силы несущей плоскости, удерживающей летательный аппарат в полете.

Кроме того, из-за образования локальных отрывных зон при местном выдуве газа, в которых газ движется в направлении, противоположном направлению невозмущенного потока, снижается интегральная сила сопротивления трения, препятствующая горизонтальному движению летательного аппарата.

Для обеспечения работоспособности конструкции несущей плоскости в условиях тепломассоподвода организуется локальное охлаждение участков ее поверхности.

Возможность торможения сверхзвукового потока вблизи обтекаемой поверхности при локальном неизотермической выдуве газа в поток подтверждается экспериментальными данными, приведенными в литературных источниках.

Перечисленные физические эффекты не поддаются простому суммированию, так как в их основе лежат сложные газодинамические процессы, которые имеют нелинейный характер. При определенном сочетании параметров набегающего потока воздуха и струи выдуваемого газа эти процессы могут усиливать друг друга и приводить к формированию значительной поперечной, а значит, подъемной силы (см., напр., «Течение газа с подводом тепла вблизи внешней поверхности тела». Обзор ОНТИ ЦАГИ. Москва, 1971. № 347, стр.185.; Низовцев В.М., Москалец Г.Н. Влияние расположения области локального тепломассоподвода на распределение давления и трения по поверхности летательного аппарата в сверхзвуковом потоке вязкого газа. Сборник «Методы исследований аэротермодинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов». Тезисы докладов ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». ЦАГИ, 1992 г., стр.140-141; Низовцев В.М. Численные расчеты структуры отрывных зон в ламинарном и турбулентном пограничном слое сжимаемого газа при локальном массотеплоподводе. Сборник «Турбулентный пограничный слой». Тезисы докладов ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». ЦАГИ, 1991 г., стр.103; Низовцев В.М. Sharp air fall head flux and surface loading distribution particularity in hypersonic viscose flow with local head mass supply. Тезисы докладов международной конференции «Исследования гиперзвуковых течений и гиперзвуковые технологии» ЦАГИ, 1994 г., стр.17-18.

В связи с вышеизложенным следует отметить, что на крейсерском режиме полета плоские сверхзвуковые сопла, как правило, не используются, за исключением случаев, связанных с маневрированием, а используется выдув смеси воздуха с продуктами сгорания топлива в двигательной установке в пограничный слой через проницаемые пористые вставки. Пористые вставки могут быть установлены на нижней и верхней поверхностях крыльев и фюзеляжа, так же как и плоские сверхзвуковые сопла, при этом следует отметить, что плоские сверхзвуковые сопла могут работать в режимах создания как сверхзвукового потока воздуха, так и высокоскоростного потока воздуха с числом Маха больше 0,7, но меньше 1. Поэтому для упрощения этот последний вариант работы сопел можно назвать дозвуковым, а сопла дозвуковыми.

При выдуве газовой смеси через вставки только на нижних поверхностях крыльев и/или на нижней поверхности фюзеляжа в высокоскоростной дозвуковой поток в силу указанных причин на нижних поверхностях образуется область повышенного давления и соответственно создается дополнительная подъемная сила. При выдуве газовой смеси через вставки только на верхних поверхностях можно температуру выдуваемого газа и скорость выдува подобрать так, что на верхних поверхностях крыльев и/или фюзеляжа возникнет значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего воздушного потока и с давлением на верхней поверхности без выдува газа через эту поверхность. Это явление не противоречит уравнению обращения воздействия и подтверждается численными расчетами. В результате также создается дополнительная подъемная сила. При сочетании этих вариантов, то есть выдуве газа в указанных режимах в дозвуковой поток воздуха на нижней и верхней поверхностях, дополнительная подъемная сила может быть максимальной.

Аналогичным образом производится, в основном при взлете, посадке и маневрировании, процедура получения дополнительной подъемной силы с использованием плоских сверхзвуковых и дозвуковых сопел, перекрывающих высокоскоростным потоком воздуха с числом Маха больше 0,7 выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи смеси воздуха и продуктов сгорания топлива. Следует только отметить, что на верхних плоскостях, где необходимо создавать пониженное давление, могут использоваться только дозвуковые сопла. Таким образом, как это уже было указано выше, можно работать при включенных соплах только на нижних поверхностях крыльев и/или фюзеляжа, только на верхних или на верхних и нижних частях (поверхностях) крыльев и/или фюзеляжа. При этом на нижних поверхностях могут работать как сверхзвуковые, так и дозвуковые сопла.

На фиг.1 приведена схема устройства, реализующего указанный способ в случае выдува сверхзвуковой струи воздуха из сопла, прилегающего к нижней поверхности крыла, и выдува высокоскоростной дозвуковой струи из сопла, прилегающего к верхней поверхности крыла (вид сбоку части крыла в потоке газа в разрезе), где: а - скачки уплотнения; b, d - граница пристеночного (пограничного) слоя; с - волны разрежения; е - точка отрыва пограничного слоя, f - область возвратного течения; g - дозвуковая струя газа, нормальная к обтекаемой поверхности; h - граница дозвуковой части пограничного слоя; I - граница дозвуковой струи газа; j - граница сверхзвуковой струи газа, вытекающего из сопла параллельно обтекаемой поверхности. Кроме того, на фигуре приведены следующие обозначения: М - число Маха потока; T∞ - температура набегающего потока; р∞ - давление набегающего потока; V∞ - скорость набегающего потока; v - местная скорость газа; Т - температура газа, выдуваемого через пористые вставки; р - давление газа на поверхности крыла в окрестности пористой вставки; Yдоп - дополнительная поперечная (подъемная) сила, обусловленная выдувом газа через проницаемую вставку.

На фиг.2 приведена схема устройства, реализующего способ выдува высокоскоростной дозвуковой струи воздуха из сопла, прилегающего к нижней поверхности крыла, и выдува высокоскоростной дозвуковой струи воздуха из сопла, прилегающего к верхней поверхности крыла, где: в, d - граница пограничного слоя; е - точка отрыва пограничного слоя; f - область возвратного течения; g - дозвуковая струя газа, нормальная к обтекаемой поверхности; i - граница дозвуковой струи газа, нормальной к поверхности; j - граница дозвуковой струи газа, вытекающего из сопла параллельно обтекаемой поверхности.

На фиг.3 показана часть крыла, содержащая предложенное устройство и часть фюзеляжа (вид сверху).

На фиг.4 показана часть крыла и часть фюзеляжа, содержащая предложенное устройство, при этом на нижней поверхности фюзеляжа показано сверхзвуковое сопло, на верхней - дозвуковое сопло (вид сверху).

Устройство для изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата включает в себя (фиг.3, 4) воздухозаборник 1 турбореактивного двигателя (ТРД) 2, компрессор 3 ТРД, камеру сгорания 4 ТРД, выхлопное сопло 5 ТРД, герметичную магистраль 6 для отбора газа от камеры сгорания 4 или выхлопного сопла 5 и подачи его к нижней поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24 через внутренний объем несущей плоскости 8 или корпуса фюзеляжа 24 и поперечного выдува в набегающий внешний высокоскоростной поток, регулирующие элементы 9 магистрали 6, в частности, редуктор-регулятор давления, обратный клапан, предохранительный клапан и др., канал отбора воздуха 10 от компрессора 3, дополнительный воздухозаборник 11, проницаемые пористые вставки 12 для выдува газа через поверхность 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24 в набегающий поток, оси которых соответственно перпендикулярны хорде крыла 8 или параллельны передней кромке крыла 8 или перпендикулярны оси корпуса фюзеляжа 24, а также могут занимать на крыле 8 и промежуточное положение между этими двумя позициями в зависимости от угла стреловидности крыла 8, плоские щели 13 прямоугольной формы, расположенные перед проницаемыми пористыми вставками 12 и параллельно им на определенном расстоянии, которые предназначены для разрыва и возобновления пограничного слоя на поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24; плоские сверхзвуковые сопла 14 и дозвуковые сопла 15 (фиг.1, 4) или дозвуковые сопла 15 (фиг.2) для создания дополнительного сверхзвукового или высокоскоростного дозвукового (число Маха не меньше 0,7) потока воздуха, в частности, от передней кромки вдоль поверхности 7 крыла 8, перекрывающего зоны локального выдува газа через проницаемые вставки 12 в режимах взлета и посадки, при маневрировании летательного аппарата; каналы с развитой поверхностью теплообмена 16 для прокачки топлива или иной жидкости с целью охлаждения участков поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24, примыкающих к проницаемым пористым вставкам 12; насос 17 для подачи топлива (жидкости) в каналы 16 охлаждения участков поверхности 7 крыла 8 и корпуса фюзеляжа 24, примыкающих к пористым вставкам 12; конструктивные элементы 18 системы управления отбором и выдувом газа и охлаждением участков поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24; экранно-вакуумная теплоизоляция 19; бак с топливом 20. Компрессор 3 и ресивер 22 плоских сопел 14 и 15 связывает герметичная магистраль 21. На фигурах показана также верхняя поверхность 23 крыльев 8.

Устройство функционирует при крейсерском режиме полета дозвукового летательного аппарата, а также на этапах его взлета, посадки и при маневрировании, причем на этапах взлета и посадки кратковременно используются плоские сверхзвуковые 14 и/или дозвуковые 15 сопла, создающие дополнительный поток воздуха вдоль нижней поверхности 7 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 (сверхзвуковые сопла 14) и вдоль верхней поверхности 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 (дозвуковые сопла 15).

Устройство работает следующим образом.

Воздухозаборник 1 через соответствующий канал обеспечивает подачу воздуха в двигатель (ТРД) 2, в камеру сгорания 4 и выхлопное сопло 5 которого поступают продукты сгорания топлива (выхлопные газы), причем в камере сгорания 4 температура и давление выше, чем во входной части выхлопного сопла 5. Затем осуществляют отбор разогретого газа из камеры сгорания 4 или выхлопного сопла 5, или от газогенератора, который на фиг. не показан (в зависимости от того, какие значения давления и температуры выдуваемого газа необходимы), в герметичную магистраль 6, связывающую камеру сгорания 4 или выхлопное сопло 5 с внутренней стороной нижней поверхности 7 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 или с внутренней стороной верхних поверхностей 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24. В эту же магистраль 6 подают воздух от компрессора 3 ТРД 2 по каналу 10. После перемешивания холодного, из канала 10, и разогретого, из магистрали 6, компонентов образовавшаяся газовоздушная смесь через регулирующие элементы 9 поступает к проницаемым пористым вставкам 12 на нижних поверхностях 7 (верхних поверхностях 23) крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 с внутренней стороны этой поверхности. Через проницаемые пористые вставки 12 производят выдув газа или газовоздушной смеси во внешний набегающий высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. На этапах взлета и посадки, когда скорость летательного аппарата недостаточна для формирования значительной дополнительной подъемной силы, осуществляют кратковременный отбор воздуха от компрессора 3 в герметичную магистраль 21, связывающую компрессор 3 с ресивером 22 плоских сопел 14 и 15. Сжатый воздух через регулирующие элементы поступает в ресивер 22 и далее в сверхзвуковые сопла 14 для создания дополнительного высокоскоростного потока воздуха параллельно нижней поверхности 7 крыла 8 и в дозвуковые сопла 15 для создания дополнительного потока воздуха вдоль верхней поверхности 23 крыла 8 и корпуса фюзеляжа 24. В ряде случаев вместо сверхзвукового сопла 14 на нижних поверхностях 7 крыла 8 и корпуса фюзеляжа 24 может быть применено дозвуковое сопло, в частности, для снижения массового расхода воздуха через сопло и снижения акустического воздействия на окружающую среду.

Пример 1.

Вспомогательные сопла 14 и 15 на нижних 7 и верхних 23 поверхностях крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 не используются - крейсерский режим.

В первом варианте выдув газа осуществляется через вставки 12 на нижних поверхностях 7 в высокоскоростной дозвуковой воздушный поток (число Маха M∞ ˜ 0,7). Параметры выдуваемого газа - температура Т₁>T∞ и скорость выдува - подобраны так, что на нижних поверхностях 7 образуется область повышенного давления (р₁>р∞). Через вставки на верхних поверхностях 23 газ не выдувается. Создается дополнительная подъемная сила.

Во втором варианте выдув газа осуществляется через вставки 12 на нижних поверхностях 7 в высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. Параметры выдуваемого газа - температура Т₁>T∞ и скорость выдува - подобраны так, что на нижних поверхностях 7 образуется область повышенного давления (р₁>р∞). Кроме этого, выдув газа или газовой смеси осуществляется через вставки 12 на верхних поверхностях 23 в высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. Параметры выдуваемого газа - температура Т₂>Т∞ и скорость выдува - подобраны так, что на верхних поверхностях 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 14 возникает значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего воздушного потока и с давлением на верхней поверхности 23 без выдува газа через эту поверхность. Это явление не противоречит уравнению обращения воздействия. В таком случае суммарный эффект значительного повышения подъемной силы обусловлен одновременным повышением давления на нижних поверхностях 7 и снижением давления на верхних поверхностях 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24.

В третьем варианте выдув газа через вставки 12 на нижних поверхностях 7 в высокоскоростной дозвуковой поток не осуществляется. Выдув производится только через вставки 12 на верхних поверхностях 23. Параметры выдуваемого газа - температура Т₂>Т∞ и скорость выдува - подобраны так, что на верхних поверхностях 7 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 14 возникает значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего воздушного потока и с давлением на верхней поверхности 23 без выдува газа через эту поверхность. В этом случае также создается дополнительная подъемная сила, но ее значение несколько ниже, чем в первом и во втором вариантах.

Указанные варианты можно применять отдельно, то есть, например, только на крыльях или только на корпусе фюзеляжа.

Температура газа, который отбирается от компрессора 3 или камеры сгорания 4 или выхлопного сопла 5, зависит от величины потребной дополнительной подъемной силы, которая тем выше, чем больше температура этого газа. Однако указанная температура ограничена сверху прочностными характеристиками конструкционных материалов, а снизу должна превышать температуру набегающего воздушного потока на 160-200 градусов Кельвина. При этих сравнительно низких температурах дополнительная подъемная сила еще достаточно велика (приемлема). В то же время суммарная масса отбираемой газовоздушной смеси в единицу времени оказывается сравнительно небольшой и составляет 0,5-1% от массового расхода газа через двигатель 2, то есть расхода газа в единицу времени.

В результате на крейсерских дозвуковых режимах полета, то есть при числах Маха 0,7-0,8, подъемная сила может быть увеличена в 1,5-2 раза.

Пример 2 для режимов взлета, посадки, маневрирования.

Однако, чтобы обеспечить близкую к этому значению величину подъемной силы при меньших скоростях полета, в частности при взлете и посадке, маневрировании, аварийной ситуации, производят выдув сверхзвуковой или в отдельных случаях высокоскоростной дозвуковой струи с числом Маха не менее 0,7. При этом расход воздуха, отбираемого от компрессора 3 для создания такого дополнительного потока, составляет не более 1,5% от массового расхода газа через двигатель 2 в течение этих этапов полета или маневрирования (десятки секунд).

При локальном выдуве струи разогретого газа в холодный набегающий воздушный сверхзвуковой поток (вытекающий из сопла воздух особенно холодный) в соответствии с уравнением обращения воздействия Вулиса (См. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969 г., 188-189) происходит интенсивное торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, дозвуковая струя выдуваемого газа является препятствием для сверхзвукового воздушного потока, перед которым возникает косой скачок уплотнения. Давление газа за скачком уплотнения передается, например, на нижнюю поверхность 7 крыла 8. Дозвуковая поперечная струя газа, выдуваемого через проницаемые пористые вставки 12, является также препятствием и для высокоскоростного дозвукового набегающего дозвукового потока (число Маха больше 0,7), который интенсивно тормозится в соответствии с особенностями изоэнтропических течений, а повышенная температура выдуваемого газа делает это препятствие более жестким. В результате давление газа в области выдува значительно повышается и передается на нижнюю поверхность 7 крыла 8. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - вдоль хорды несущей плоскости 8 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа по обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения (локальной отрывной зоны). Образование этой области приводит к более интенсивному торможении сверхзвукового приповерхностного потока воздуха или высокоскоростного дозвукового потока, дальнейшему и более значительному повышению давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 7 крыла 8 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя (при дозвуковом обтекании вверх по потоку вдоль пограничного слоя). (См. Г.Шлихтинг. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974 г., стр.65.) Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа.

В случае поперечного выдува газа через верхнюю поверхность 23 крыла 8 или корпус фюзеляжа 24 в набегающий дозвуковой поток при определенном сочетании параметров выдуваемого газа (температуры и скорости выдува) возникает значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего потока, что не противоречит уравнению обращения воздействия. В этом случае суммарный эффект значительного повышения подъемной силы обусловлен одновременным повышением давления на нижней поверхности 7 и снижением давления на верхней поверхности 23 крыла 8 и/или корпуса фюзеляжа 24.

В данном примере возможны следующие варианты.

Вариант 1, относящийся к нижней поверхности крыльев.

В этом варианте имеются два случая.

В первом случае осуществляется выдув газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия сверхзвуковых струй, истекающих из сверхзвукового сопла 14 (фиг.1). В результате давление газа в области выдува в этой зоне перекрытия значительно повышается и передается на нижнюю поверхность 7 крыла 8. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - вдоль хорды несущей плоскости 8 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа по обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения (локальной отрывной зоны). Образование этой области приводит к более интенсивному торможении сверхзвукового приповерхностного потока воздуха или высокоскоростного дозвукового потока, дальнейшему и более значительному повышении давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 7 несущей плоскости 8 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя. Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. В результате возникает дополнительная подъемная сила, направленная вверх, а суммарная подъемная сила крыльев может быть увеличена в 1,4-1,6 раза.

Во втором случае варианта 1 осуществляют выдув газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на нижней поверхности 7 (фиг.2). В этом случае дозвуковая поперечная струя газа, выдуваемого через проницаемые пористые вставки 12, является препятствием для высокоскоростного дозвукового потока плоской струи (число Маха около 0,7 и более), который интенсивно тормозится в соответствии с особенностями изоэнтропических течений, а повышенная температура выдуваемого газа делает это препятствие более жестким. В результате давление газа в области выдува значительно повышается и передается на нижнюю поверхность 7 крыльев 8. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - вдоль хорды крыла 8 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа по обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения (локальной отрывной зоны). Образование этой области приводит к более интенсивному торможению сверхзвукового приповерхностного потока воздуха или высокоскоростного дозвукового потока, дальнейшему и более значительному повышению давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 7 несущей плоскости 8 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя. Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. В результате возникает дополнительная подъемная сила, направленная вверх, а суммарная подъемная сила крыльев может быть увеличена в 1,2-1,4 раза. Однако в этом случае снизится расход воздуха через сопло 15 на 20-30% и снизится акустическое воздействие на окружающую среду.

Вариант 2, относящийся к верхней поверхности крыльев.

В этом варианте осуществляют выдув газа через вставки 12 только на верхней поверхности 23 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на верхней поверхности 23 (фиг.1, 2). При этом выдуве газа при определенном сочетании параметров выдуваемого газа (температуры Т₂>Т∞ и скорости выдува) возникает значительное понижение давления (Р₂<Р∞) по сравнению с давлением набегающего невозмущенного потока воздуха и с давлением на верхней поверхности 23 без выдува разогретого газа. Это явление не противоречит уравнению обращения воздействия Л.А.Вулиса и подтверждается численными расчетами. При этом сила давления на нижнюю поверхность 7 остается неизменной. В результате суммарная подъемная сила увеличивается в 1,1-1,3 раза.

Следует отметить, что искусственный сверхзвуковой (струйный) поток на верхней поверхности 23 крыла 8 с помощью сверхзвуковых сопел не создается, так в этом случае при выдуве разогретого газа в воздушный поток образовалась бы область повышенного давления, а дополнительная поперечная сила оказалась бы направленной вниз, а не вверх, что привело бы к уменьшению суммарной подъемной силы. Поэтому на фиг.1 и 2 сверхзвуковые сопла 14 на верхней поверхности 23 крыла отсутствуют, а показаны дозвуковые сопла 15.

Вариант 3, относящийся к нижней и верхней поверхности крыльев.

В этом варианте в первом случае можно осуществлять выдув разогретого газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия сверхзвуковых струй, истекающих из сверхзвукового сопла 14 на нижней поверхности (фиг.1). При этом одновременно производят выдув разогретого газа через вставки 12 на верхней поверхности 23 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на верхней поверхности 23 (фиг.1). Как это уже указывалось в вариантах 1 и 2 примера 2, суммарное давление на нижнюю поверхность 7 крыла 8 возрастает, а над верхней поверхностью 23 крыла 8 - падает. В этом случае суммарный эффект повышения подъемной силы в 1,5-1,8 раза обусловлен одновременным повышением давления на нижней поверхности крыла и снижением давления на его верхней поверхности.

Во втором случае этого варианта осуществляют выдув разогретого газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на нижней поверхности (фиг.2). При этом одновременно производят выдув разогретого газа через вставки 12 на верхней поверхности 23 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на верхней поверхности 23 (фиг.2). В этом случае при определенном сочетании параметров выдуваемого газа, как это уже указывалось выше, суммарное давление на нижнюю поверхность 7 крыла 8 возрастает, а над верхней поверхностью 23 крыла 8 - падает. Таким образом, суммарный эффект повышения подъемной силы в 1,3-1,6 раза обусловлен одновременным повышением давления на нижней поверхности крыла и снижением давления на его верхней поверхности (фиг.2).

Все три указанных варианта примера 2 для крыльев равным образом относятся и к формированию дополнительной поперечной (подъемной) силы на поверхности корпуса фюзеляжа 24, только вместо нижней и верхней поверхностей крыльев используются нижняя и верхняя поверхности корпуса фюзеляжа вместе с упомянутым дополнительным оборудованием, что иллюстрируется фиг.4.

Пример 3, относящийся к маневрированию на различных этапах полета.

При выполнении крена необходимо обеспечить поворот летательного аппарата относительно продольной оси корпуса фюзеляжа. Для создания вращательного момента осуществляют регулирование подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей 7 крыльев 8 летательного аппарата (фиг.1, 2, 3) в пограничный слой воздушного потока на крейсерском режиме полета. Для этого подбирают такое сочетание параметров выдуваемого через вставки 12 газа - температуры Т₁>T∞ и скорости выдува - на левом и правом крыле, чтобы дополнительная подъемная сила ΔY_л на левом крыле оказалась больше дополнительной подъемной силы ΔY_п правом крыле. В таком случае крен будет выполнен в правую сторону (вращение вокруг оси фюзеляжа летательного аппарата по часовой стрелке). Если дополнительная подъемная сила ΔY_л на левом крыле окажется меньше дополнительной подъемной силы ΔY_п на правом крыле, то будет выполнен крен в левую сторону (вращение летательного аппарата вокруг оси фюзеляжа против часовой стрелки). В последнем случае, например, необходимо, чтобы температура выдуваемого газа для правого крыла оказалась выше температуры выдуваемого газа для левого крыла - Т_1п>Т_1л (фиг.1, 2).

Для обеспечения крена на этапах в